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ÓRBITAS DE SATÉLITE DA TERRA
 

  Propriedades básicas da órbita elíptica (ou circular para e=0):       
 

 a = semi-eixo maior 

 b = semi-eixo menor

 c = meia distancia entre focos F e F’      c = a e

 a² = b² + c²

 e = excentricidade  e = c / a = (ra - rp) / (ra + rp) 

 p = semi lado reto p = a ( 1 - e² )

 r = raio do satélite ao centro da terra   

 R = raio da Terra = 6378 km ( no equador )

 r = p / ( 1 + e cos q )

 q = anomalia verdadeira

 rp = raio do perigeu = a ( 1 - e ) 

 ra = raio do apogeu = a ( 1 + e )

 ra + rp = 2 a

 a = r + r ‘ = constante

 hp = rp – R = altura do satélite no perigeu 

 ha = ra – R = altura do satélite no apogeu

 

O programa RZ3 permite simular em escala exata diversas órbitas de satélites da terra, permitindo alterar interativamente parâmetros como excentricidade, altura do apogeu e perigeu etc...
Calcula o período e a velocidade em diversos pontos da órbita e mostra em escala a velocidade relativa do satélite na sua órbita (visualizando a segunda lei de Kepler).


ELEMENTOS ORBITAIS ( KEPLERIANOS )

Exemplo de dados keplerianos no formato 2 linhas (NASA):

 

Os elementos básicos que definem a órbita de um satélite são :


 

ÓRBITA GEOESTACIONÁRIA GSO

Para que o satélite permaneça numa posição fixa em relação a um ponto na Terra, é preciso que esteja em uma órbita geoestacionária GSO, com as seguintes características :

Obs: Toda órbita geoestacionária GSO é também geossíncrona GEO, mas nem toda GEO é GSO !

Veja aqui um exemplo de órbita geossíncrona.

 

ÓRBITA DE TRANSFERÊNCIA GEOESTACIONÁRIA

A GTO é uma órbita elíptica com perigeu aproximado de 500 km onde a velocidade é de 35940 km/h, e apogeu de 35786 km onde a velocidade é de 5860 km/h. A partir de Kourou por exemplo, esta órbita tem uma inclinação da ordem de 7 graus. No apogeu é ligado um motor para aumentar a velocidade para 11069 km/h e obter a órbita circular GEO (geossíncrona). É feita também uma correção na inclinação para que seja zerada e obter assim uma órbita GSO (geoestacionária)



 
PERÍODO E VELOCIDADE DE SATÉLITE EM ÓRBITA CIRCULAR
P2 = 4 p2 r 3 / G M            V = ( G M / r )½
r = raio do satélite ao centro da Terra r = R + h
P = período em segundos       h = altura do satélite
G M = 3,986.1014 m³ / s²             R = raio da Terra = 6378 km ( no equador )
 
h ( km ) V ( km / h ) Período Observações
1 28547 1 h 24 mn 30 s *
100 28238 1 h 26 mn *
300 27813 1 h 30 mn ISS
1700 25446 2 h -
6400 20106 4 h -
20240 13930 12 h GPS
35786 11069 23 h 56 mn 04 s GEO
380000 3650 654 h Lua
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